KR102618038B1

KR102618038B1 - Radiator for aircraft

Info

Publication number: KR102618038B1
Application number: KR1020210178706A
Authority: KR
Inventors: 박부민; 허재성; 임병준; 전상욱; 강승환
Original assignee: 한국항공우주연구원
Priority date: 2021-12-14
Filing date: 2021-12-14
Publication date: 2023-12-27
Anticipated expiration: 2041-12-14
Also published as: KR20230089923A

Abstract

일 실시예에 따른 비행체용 라디에이터는, 상기 비행체 본체 외측의 적어도 일 면에 구비된 공기 유입구; 상기 공기 유입구의 유입면과 각도를 이루는 유동 단면을 가지는 내부 유로; 상기 공기 유입구와 상기 내부 유로 사이에 배치된 수냉 튜브; 및 상기 수냉 튜브에 수직하게 결합된 핀 조립체;를 포함할 수 있고, 상기 핀 조립체의 적어도 일부는 상기 내부 유로의 유동 방향에 평행하게 배치될 수 있다.A radiator for an aircraft according to one embodiment includes an air inlet provided on at least one side of the outer surface of the aircraft body; an internal flow path having a flow cross-section that forms an angle with the inflow surface of the air inlet; a water cooling tube disposed between the air inlet and the internal flow path; and a fin assembly vertically coupled to the water cooling tube, and at least a portion of the fin assembly may be arranged parallel to the flow direction of the internal flow path.

Description

Radiator for aircraft {RADIATOR FOR AIRCRAFT}

아래의 실시예들은 비행체용 라디에이터에 관한 것이다. The embodiments below relate to radiators for aircraft.

라디에이터(영어: radiator)는 냉각과 방열의 목적으로 한 매개체에서 다른 매개체로 열 에너지를 전달하는 데 쓰이는 열교환기이다. 엔진 등 구성품의 작동 온도를 일정하게 유지시켜주는 시스템 중 하나의 장치로, 라디에이터는 가장 핵심적인 열 교환 역할을 수행할 수 있다. A radiator (English: radiator) is a heat exchanger used to transfer heat energy from one medium to another for the purpose of cooling and heat dissipation. As one of the devices in the system that maintains a constant operating temperature of components such as the engine, the radiator can perform the most essential heat exchange role.

라디에이터는 자동차뿐만 아니라 항공기, 기차, 오토바이, 발전설비 등 엔진의 내연기관에 사용되는 냉각용 열교환기로 이용될 수 있다. 라디에이터는 엔진 등 가열된 구성품을 통해 열을 전달받은 냉각수가 라디에이터를 순환하며 엔진 등 가열된 구성품에서 발생된 높은 열을 대기중으로 방출시킨다. 기능적인 특징으로 인해 방열기 또는 방열장치 등으로 불리기도 한다.A radiator can be used as a cooling heat exchanger for internal combustion engines such as automobiles, airplanes, trains, motorcycles, and power generation facilities. The radiator circulates the coolant that receives heat through heated components such as the engine and releases high heat generated from heated components such as the engine into the atmosphere. Due to its functional characteristics, it is also called a radiator or heat dissipation device.

항공기용 전기추진 시스템의 동력 레벨이 높아지면서, 구성품의 공랭식 냉각으로는 냉각용량이 부족하여 수냉식 냉각을 적용하고 있다. 수냉식 냉각뿐만 아니라 공랭식 냉각에도, 관련 요구가 높아지고 있으며, 관련 기술과 연구가 개발되고 있다.As the power level of electric propulsion systems for aircraft increases, the cooling capacity of air-cooled components is insufficient, so water-cooled cooling is applied. Requirements for not only water-cooled cooling but also air-cooled cooling are increasing, and related technologies and research are being developed.

PCT 제WO2010079971A2호에 냉각장치가 개시되어 있다.A cooling device is disclosed in PCT No. WO2010079971A2.

전술한 배경기술은 발명자가 본원의 개시 내용을 도출하는 과정에서 보유하거나 습득한 것으로서, 반드시 본 출원 전에 일반 공중에 공개된 공지기술이라고 할 수는 없다. The above-mentioned background technology is possessed or acquired by the inventor in the process of deriving the disclosure of the present application, and cannot necessarily be said to be known technology disclosed to the general public before the present application.

일 실시예에 따른 목적은, 냉각 성능이 향상된 라디에이터를 구비한 비행체를 제공하는 것이다.The purpose according to one embodiment is to provide an aircraft equipped with a radiator with improved cooling performance.

일 실시예에 따른 목적은, 라디에이터로 유입하는 유동의 방향을 점진적으로 전환시켜 라디에이터의 공기 유입량을 증가시킬 수 있는 비행체를 제공하는 것이다.The purpose of one embodiment is to provide an aircraft capable of increasing the amount of air inflow into the radiator by gradually changing the direction of the flow flowing into the radiator.

일 실시예에 따른 목적은, 라디에이터로 유입하는 유동의 압력차를 감소시키고 항력을 감소시킬 수 있는 비행체를 제공하는 것이다.The purpose of one embodiment is to provide an aircraft that can reduce the pressure difference of flow flowing into a radiator and reduce drag.

일 측에 따르면, 상기 핀 조립체는 평행하게 배열된 복수의 핀들을 포함할 수 있고, 상기 복수의 핀들 중 적어도 일부는 상기 유입면으로부터 상기 내부 유로를 향하는 곡선 형상을 가질 수 있다.According to one side, the pin assembly may include a plurality of pins arranged in parallel, and at least some of the plurality of pins may have a curved shape pointing from the inlet surface to the internal flow path.

일 측에 따르면, 상기 핀 조립체는, 상기 유입면에 가깝게 배열된 제1 핀; 및 상기 내부 유로에 가깝게 배열된 제2 핀;을 포함할 수 있고, 상기 제1 핀의 길이방향과 상기 제2 핀의 길이방향은 평행하지 않을 수 있다.According to one side, the pin assembly includes: a first pin arranged close to the inlet surface; and a second fin arranged close to the internal flow path, and the longitudinal direction of the first fin and the longitudinal direction of the second fin may not be parallel.

일 측에 따르면, 상기 제1 핀은 직선 형상을 가질 수 있고, 상기 제2 핀은 직선 형상을 가질 수 있으며, 상기 유입면과 상기 제 1 핀의 길이방향 사이의 각도는 상기 유입면과 상기 제 2 핀의 길이방향 사이의 각도보다 클 수 있다.According to one side, the first fin may have a straight shape, the second pin may have a straight shape, and the angle between the inlet surface and the longitudinal direction of the first fin is the inlet surface and the second fin. It may be larger than the angle between the longitudinal directions of the two pins.

일 측에 따르면, 상기 공기 유입구의 유입면은 상기 내부 유로의 유동 단면보다 작은 면적을 가질 수 있다.According to one side, the inflow surface of the air inlet may have an area smaller than the flow cross section of the internal flow path.

일 측에 따르면, 상기 수냉 튜브는 복수로 구성될 수 있고, 상기 공기 유입구로부터 상기 내부 유로로 향하는 공기 유동에 수직하게 배열될 수 있다.According to one side, the water cooling tube may be composed of a plurality, and may be arranged perpendicular to the air flow from the air inlet to the internal flow path.

일 측에 따르면, 상기 핀 조립체의 적어도 일부는 상기 유동 방향을 따라 곡선을 이루며 상기 복수의 수냉 튜브들과 서로 결합될 수 있다.According to one side, at least a portion of the fin assembly may be curved along the flow direction and may be coupled to the plurality of water cooling tubes.

일 측에 따르면, 상기 핀 조립체는, 상기 유입면에 가깝게 배열되고, 상기 복수의 수냉 튜브들과 결합되는 직선 형상의 제1 핀; 및 상기 내부 유로에 가깝게 배열되고, 상기 복수의 수냉 튜브들과 결합되는 직선 형상의 제2 핀;을 포함할 수 있고, 상기 제1 핀 및 상기 제2 핀은 유동 방향에 따라 배열될 수 있다.According to one side, the fin assembly includes: a straight first fin arranged close to the inflow surface and coupled to the plurality of water cooling tubes; and a straight second fin arranged close to the internal flow path and coupled to the plurality of water cooling tubes. The first fin and the second fin may be arranged according to the flow direction.

일 실시예에 따른 비행체는 냉각 성능이 향상된 라디에이터를 제공할 수 있다.An aircraft according to one embodiment may provide a radiator with improved cooling performance.

일 실시예에 따른 비행체는 라디에이터로 유입하는 유동의 방향을 점진적으로 전환시켜 라디에이터의 공기 유입량을 증가시킬 수 있다.The aircraft according to one embodiment may increase the amount of air inflow into the radiator by gradually changing the direction of the flow flowing into the radiator.

일 실시예에 따른 비행체는 라디에이터로 유입하는 유동의 압력차를 감소시키고 항력을 감소시킬 수 있다. The aircraft according to one embodiment can reduce the pressure difference between the flow flowing into the radiator and reduce drag.

도 1은 비행체의 핀 조립체의 제1 실시예를 나타낸다.
도 2는 비행체의 핀 조립체의 제2 실시예를 나타낸다.
도 3은 냉각 핀이 평판 형태로 형성된 경우에 전산 유동 해석 결과를 나타낸다.
도 4는 핀 조립체의 냉각 핀들이 직선 형태로 형성된 경우에 대한 전산 유동 해석 결과를 나타낸다.
도 5는 핀 조립체의 냉각 핀들이 유동 흐름에 따른 곡선 형태로 형성된 경우에 대한 전산 유동 해석 결과를 나타낸다.1 shows a first embodiment of an air vehicle fin assembly.
2 shows a second embodiment of an air vehicle fin assembly.
Figure 3 shows the results of computational flow analysis when the cooling fins are formed in a flat shape.
Figure 4 shows the results of computational flow analysis for the case where the cooling fins of the fin assembly are formed in a straight line.
Figure 5 shows the results of computational flow analysis for the case where the cooling fins of the fin assembly are formed in a curved shape according to the flow flow.

이하에서, 첨부된 도면을 참조하여 실시예들을 상세하게 설명한다. 그러나, 실시예들에는 다양한 변경이 가해질 수 있어서 특허출원의 권리 범위가 이러한 실시예들에 의해 제한되거나 한정하는 것은 아니다. 실시예들에 대한 모든 변경, 균등물 내지 대체물이 권리 범위에 포함되는 것으로 이해되어야 한다.Hereinafter, embodiments will be described in detail with reference to the attached drawings. However, since various changes can be made to the embodiments, the scope of the patent application is not limited or limited by these embodiments. It should be understood that all changes, equivalents, or substitutes for the embodiments are included in the scope of rights.

실시예에서 사용한 용어는 단지 설명을 목적으로 사용된 것으로, 한정하려는 의도로 해석되어서는 안 된다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 명세서에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서 상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.The terms used in the examples are for descriptive purposes only and should not be construed as limiting. Singular expressions include plural expressions unless the context clearly dictates otherwise. In this specification, terms such as “comprise” or “have” are intended to designate the presence of features, numbers, steps, operations, components, parts, or combinations thereof described in the specification, but are not intended to indicate the presence of one or more other features. It should be understood that this does not exclude in advance the possibility of the existence or addition of elements, numbers, steps, operations, components, parts, or combinations thereof.

다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 실시예가 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 가지고 있다. 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥 상 가지는 의미와 일치하는 의미를 가지는 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.Unless otherwise defined, all terms used herein, including technical or scientific terms, have the same meaning as generally understood by a person of ordinary skill in the technical field to which the embodiments belong. Terms defined in commonly used dictionaries should be interpreted as having a meaning consistent with the meaning in the context of the related technology, and unless explicitly defined in the present application, should not be interpreted in an ideal or excessively formal sense. No.

또한, 첨부 도면을 참조하여 설명함에 있어, 도면 부호에 관계없이 동일한 구성 요소는 동일한 참조부호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다. 실시예를 설명함에 있어서 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 실시예의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명을 생략한다.In addition, when describing with reference to the accompanying drawings, identical components will be assigned the same reference numerals regardless of the reference numerals, and overlapping descriptions thereof will be omitted. In describing the embodiments, if it is determined that detailed descriptions of related known technologies may unnecessarily obscure the gist of the embodiments, the detailed descriptions are omitted.

또한, 실시 예의 구성 요소를 설명하는 데 있어서, 제 1, 제 2, A, B, (a), (b) 등의 용어를 사용할 수 있다. 이러한 용어는 그 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하기 위한 것일 뿐, 그 용어에 의해 해당 구성 요소의 본질이나 차례 또는 순서 등이 한정되지 않는다. 어떤 구성 요소가 다른 구성요소에 "연결", "결합" 또는 "접속"된다고 기재된 경우, 그 구성 요소는 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되거나 접속될 수 있지만, 각 구성 요소 사이에 또 다른 구성 요소가 "연결", "결합" 또는 "접속"될 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. Additionally, in describing the components of the embodiment, terms such as first, second, A, B, (a), and (b) may be used. These terms are only used to distinguish the component from other components, and the nature, sequence, or order of the component is not limited by the term. When a component is described as being "connected," "coupled," or "connected" to another component, that component may be directly connected or connected to that other component, but there is no need for another component between each component. It should be understood that may be “connected,” “combined,” or “connected.”

어느 하나의 실시 예에 포함된 구성요소와, 공통적인 기능을 포함하는 구성요소는, 다른 실시 예에서 동일한 명칭을 사용하여 설명하기로 한다. 반대되는 기재가 없는 이상, 어느 하나의 실시 예에 기재한 설명은 다른 실시 예에도 적용될 수 있으며, 중복되는 범위에서 구체적인 설명은 생략하기로 한다.Components included in one embodiment and components including common functions will be described using the same names in other embodiments. Unless stated to the contrary, the description given in one embodiment may be applied to other embodiments, and detailed description will be omitted to the extent of overlap.

아래에서는 첨부한 도면을 참조하여 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 본 발명의 실시 예를 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시 예에 한정되지 않는다. 그리고 도면에서 본 발명을 명확하게 설명하기 위해서 설명과 관계없는 부분은 생략하였다.Below, with reference to the attached drawings, embodiments of the present invention will be described in detail so that those skilled in the art can easily implement the present invention. However, the present invention may be implemented in many different forms and is not limited to the embodiments described herein. In order to clearly explain the present invention in the drawings, parts unrelated to the description are omitted.

비행체에서 공랭식 라디에이터가 마련될 수 있으며, 공랭식 라디에이터에 공기 유입을 위한 공기유입구가 비행체 상에 설치될 수 있다. 공랭식 라디에이터는 열전도율이 높은 재료를 얇게 핀 박판 형태에서, 냉각수가 순환하는 수관 위에 밀착시켜 붙인 구조로 형성될 수 있으며, 또는 냉각수가 순환하는 열 전달 튜브에 열전달 목적을 위한 핀이 장착되어 핀-튜브의 조밀하고 기밀한 구조로도 형성될 수 있다. 라디에이터의 실시 형태는 이에 제한되지 않는다.

도 1은 일 실시예에 따른 비행체용 라디에이터의 핀 조립체(400)의 제1 실시예를 나타낸다.
도 1을 참조하면, 일 실시예에 따른 비행체용 라디에이터는, 비행체 본체 외측의 적어도 일 면에 구비된 공기 유입구(100)를 포함할 수 있으며, 공기 유입구(100)를 통하여 유입되는 공기에 방열하는 냉각수가 순환하는 수냉 튜브(300), 및 수냉 튜브(300) 상에 조밀하게 결합된 핀 조립체(400)를 포함할 수 있다. 수냉 튜브(300) 및 핀 조립체(400)는 열전도율이 높은 재료로 형성될 수 있다.
공기 유입구(100)의 유입면은 내부 유로의 유동 단면보다 작은 면적을 가질 수 있다. 공기 유입구(100)의 유입면으로부터 내부로 갈수록 면적이 넓어질 수 있다. 외부로부터의 공기 등 유동은 공기 유입구(100)의 전면 쪽에 낮은 각도로 유입되면서, 유입되는 유동방향에 대해 수직 방향으로 후면 쪽에 유출될 수 있다.
또한, 일 실시예에 따른 비행체용 라디에이터는, 공기 유입구(100)의 유입면과 각도를 이루는 유동 단면을 가지는 내부 유로(200)를 더 포함할 수 있으며, 냉각수가 내부 유로(200)를 통해 비행체의 구성품들로부터 열을 전달받을 수 있고, 이후에 수냉 튜브(300) 내에 순환하면서, 수냉 튜브(300) 및 핀 조립체(400)를 통하여 유입되는 공기 쪽으로 방열할 수 있다. 수냉 튜브(300)는 공기 유입구(100)와 내부 유로(200) 사이에 배치될 수 있고, 핀 조립체(400)는 수냉 튜브(300)에 수직하게 결합될 수 있다.
수냉 튜브(300)는 복수로 구성될 수 있다. 일 실시예에 따른 비행체용 라디에이터에서는, 공기 유동이 공기 유입구(100)로부터 내부 유로(200)로 향하는 방향, 즉 도 2에서 -Y 방향으로 흐르고, 수냉 뷰트(300)가 공기 유동방향에 수직하게, 예를 들어, 도 2에서 길이방향이 X방향으로 배열될 수 있다. 또는, 일 실시예에 따른 비행체용 라디에이터에서는 내부 유로(200)의 유동 단면은 공기 유입구(100)의 유입면과 각도를 이뤄, 수냉 튜브(300)는 유입되는 유동 방향에 수직 방향이 아니라 일정 각도로 이루도록 배치될 수도 있다.
핀 조립체(400)의 적어도 일부는 내부 유로(200)의 유동 방향에 평행하게 배치될 수 있다. 일 예로, 핀 조립체(400)는 유동 방향에 따른 곡선 형상을 구비할 수 있다. 즉, 도 1을 참조하면, 공기 유동의 방향이 급격하게 바꿔지면서, 핀 조립체(400)는 유동의 꺽여진 흐름과 같이 원만하게 휘어진 선의 형상을 구비할 수 있다.
핀 조립체(400)의 적어도 일부는 유동 방향을 따라 곡선을 이루며 복수의 수냉 튜브(300)들과 서로 결합될 수 있다. 핀 조립체(400)는 평행하게 배열된 복수의 핀들을 포함할 수 있으며, 복수의 핀들 중 적어도 일부는 유입면으로부터 내부 유로(200)를 향하는 곡선 형상을 가질 수 있다.
핀들이 곡선 형태로 형성되는 것이 제일 유동 손실이 적게 될 수 있으나, 제작 상의 어려움이 있을 수 있다. 이에, 제2 실시예에 따른 핀 조립체(500)에서, 핀들이 직선 형태로 구비되고 전체적으로 곡선 형태를 이루며 배치되는 것으로, 제작의 용이성을 도모할 수 있다.
도 2는 비행체용 라디에이터의 핀 조립체(500)의 제2 실시예를 나타낸다.
도 2를 참조하면, 핀 조립체(500)는, 유입면에 가깝게 배열된 제1 핀(510), 및 내부 유로(200)에 가깝게 배열된 제2 핀(520)을 포함할 수 있다. 제1 핀(510)의 길이방향과 제2 핀(520)의 길이방향은 서로 평행하지 않도록 배치될 수 있다. 서로 길이방향이 평행하지 않는 핀들은 제1핀(510) 및 제2핀(520)에 한정되지 않고, 2개보다 많은 수로 구비될 수 있다.
제1 핀(510)은 직선 형상을 구비할 수 있으며, 제2 핀(520)은 직선 형상을 구비할 수 있다. 유입면과 제 1 핀(510)의 길이방향 사이의 각도는 유입면과 제 2 핀(520)의 길이방향 사이의 각도보다 클 수 있다. 즉, 유입면으로부터 멀어질수록 핀 조립체(500)의 직선 형태의 복수개의 핀들이 점차 점진적으로 각도를 변화하면서 해당 위치마다 유입되는 공기 유동의 방향에 평행하게 배치될 수 있다.
마찬가지로, 수냉 튜브(300)는 복수로 구성될 수 있고, 공기 유입구(100)로부터 내부 유로(200)로 향하는 공기 유동에 수직하게 배열될 수 있다. 즉, 공기유입구(100)에 유입된 공기 유동이 내부 유로(200)로 도3에서와 같이 -Y 방향으로 흐르면서, 수냉 튜브(300)는 공기 유동에 수직하게 길이방향이 X방향으로 배치될 수 있다. 또는, 수냉 튜브(300)는 유입되는 유동 방향에 수직 방향이 아니라 일정 각도로 이루도록 배치될 수도 있다.
일 예로, 핀 조립체(500)는, 유입면에 가깝게 배열되고 복수의 수냉 튜브(300)들과 결합되는 직선 형상의 제1 핀(510), 및 내부 유로(200)에 가깝게 배열되고, 상기 복수의 수냉 튜브들과 결합되는 직선 형상의 제2 핀(520)을 포함할 수 있고, 제1 핀(510) 및 제2 핀(520)은 해당 위치마다 유동 방향에 평행하게 배열될 수 있다.
이와 같이, 직선 형상의 핀들이 복수개로 구비되면서, 유동 방향에 따라 단계적으로 유동 방향을 따라 각도가 변화하면서 전체적으로 곡선 형상을 이룰 수 있도록 배치될 수 있다.
도 3은 냉각 핀이 평판 형태로 형성된 경우에 전산 유동 해석 결과를 나타낸다. 도 4는 핀 조립체(400)의 냉각 핀(410, 420)들이 직선 형태로 형성된 경우에 대한 전산 유동 해석 결과를 나타낸다. 도 5는 핀 조립체(500)의 냉각 핀들이 유동 흐름에 따른 곡선 형태로 형성된 경우에 대한 전산 유동 해석 결과를 나타낸다.
이하, 일 실시예에 따른 비행체용 라디에이터의 핀 조립체(400, 500)의 압력 손실 저감에 대한 전산 유동 해석에 기술한다.
ANSYS 프로그램을 사용하여, 현재 해석 중인 nacelle의 내부 유로와 유사하게 내부 유로(200)의 모델을 선정하여 유동 해석을 수행하였다.
2 ° slice, 기준압력은 1 atm, 입구 유량은 2 kg / 180, 출구 상대 정압력은 0 Pa, 판 두께: 4 mm, pitch: 10 mm 등 으로 변수들을 설정하여, 여러 모양 및 여러 각도로 기울임에 따른 핀 조립체(400, 500)의 채널 모사하였다.
유동 해석 수행 결과, 도 3에서와 같이, 냉각 핀이 평판 형태로 형성된 경우, 압력손실 ΔP 이 4.43 kPa으로 결과가 도출되었다. 반면에, 도 4에서와 같이, 핀 조립체(400)의 냉각 핀(410, 420)들이 직선 형태로 형성되어, 2단 기울임 핀으로 배치된 경우, 압력손실 ΔP 이 3.39 kPa으로 결과가 도출되었다. 무엇보다도, 도 5에서와 같이, 핀 조립체(500)의 냉각 핀들이 유동 흐름에 따른 곡선 형태로 형성된 경우, 압력손실 ΔP 이 무려 1.91 kPa으로 결과가 도출되었다.
즉, 곡선 형태로 형성된 핀 조립체(400)의 압력손실이 평판 형태로 형성된 핀 조립체의 43% 절반 이하로 감소하였음을 확인할 수 있었다. 또한, 핀 조립체(400)의 경우 직선 형태로 형성된 것일지라도 2단으로 기울임을 구현하기만 해도 압력손실이 상당히 줄어듬을 확인할 수 있었다.
위 결과로부터, 라디에이터의 방열 핀을 곡선형으로 만드는 것만으로도 압력 손실을 크게 줄일 수 있으며, 이를 이용하면, (상당한 동력을 소모하는) 냉각 팬의 전력 소모를 줄이거나, 같은 동력으로 더 많은 풍량을 보낼 수 있을 것으로 기대 될 수 있다.
일 실시예에 따른 비행체용 라디에이터를 통하여 수냉 튜브(300)를 유동 방향에 수직이 아닌 경사방향으로 설치할 수 있다.
일 실시예에 따른 비행체용 라디에이터는 수냉 튜브(300)가 유입되는 유동 방향에 수직 방향 아니라 일정 각도를 이뤄, 유동에 수직으로 배치하는 경우 단면적이 커져서 항력이 크게 증가하는 문제를 방지할 수 있고, 에너지 손실을 최소화할 수 있다.
일 실시예에 따른 비행체용 라디에이터를 통하여, 유동의 방향이 급격하게 전환되어 압력차가 증가하는 문제를 방지할 수 있다.
일 실시예에 따른 비행체용 라디에이터를 통하여, 이 압력차가 항력을 증가시키고 라디에이터로의 공기 유입량을 줄이게 되어 냉각 성능을 떨어뜨리는 문제를 방지할 수 있다.
일 실시예에 따른 비행체용 라디에이터는 유동 손실 및 유동 불균일 문제를 방지할 수 있다.
일 실시예에 따른 비행체용 라디에이터는 항공기용 전기추진 시스템의 공랭식 라디에이터에 적용될 수 있으며, 항공기용 전기추진 시스템의 동력 레벨이 높아지면서 구성품의 공냉식 냉각보다 냉각용량이 상대적으로 큰 수냉식 냉각에도 적용될 수 있다.
An air-cooled radiator may be provided in the aircraft, and an air inlet for introducing air into the air-cooled radiator may be installed on the aircraft. An air-cooled radiator can be formed by attaching a thin plate of material with high thermal conductivity to a water pipe through which the coolant circulates, or by attaching a fin for heat transfer to the heat transfer tube through which the coolant circulates, forming a fin-tube. It can also be formed into a dense and airtight structure. Embodiments of the radiator are not limited thereto.

Figure 1 shows a first embodiment of a fin assembly 400 of a radiator for an aircraft according to an embodiment.
Referring to FIG. 1, the radiator for an aircraft according to an embodiment may include an air inlet 100 provided on at least one side of the outer surface of the aircraft body, and radiates heat to the air flowing in through the air inlet 100. It may include a water cooling tube 300 through which cooling water circulates, and a fin assembly 400 tightly coupled to the water cooling tube 300. The water cooling tube 300 and fin assembly 400 may be formed of a material with high thermal conductivity.
The inlet surface of the air inlet 100 may have an area smaller than the flow cross section of the internal flow path. The area may increase from the inlet surface of the air inlet 100 toward the inside. Flow such as air from the outside may flow into the front of the air inlet 100 at a low angle and flow out of the rear in a direction perpendicular to the direction of the inflow.
In addition, the radiator for an aircraft according to one embodiment may further include an internal flow path 200 having a flow cross-section forming an angle with the inflow surface of the air inlet 100, and coolant flows to the aircraft through the internal flow path 200. Heat can be transferred from the components, and then circulated within the water-cooled tube 300, and heat can be dissipated toward the air flowing in through the water-cooled tube 300 and the fin assembly 400. The water cooling tube 300 may be disposed between the air inlet 100 and the internal flow path 200, and the fin assembly 400 may be vertically coupled to the water cooling tube 300.
There may be a plurality of water cooling tubes 300. In the radiator for an aircraft according to one embodiment, the air flow flows in the direction from the air inlet 100 to the internal flow path 200, that is, in the -Y direction in FIG. 2, and the water cooling butt 300 flows perpendicular to the air flow direction. , For example, in Figure 2, the longitudinal direction may be arranged in the X direction. Alternatively, in the radiator for an aircraft according to one embodiment, the flow cross section of the internal flow path 200 forms an angle with the inflow surface of the air inlet 100, so that the water cooling tube 300 is not perpendicular to the inflow direction but at a certain angle. It may be arranged to achieve.
At least a portion of the fin assembly 400 may be arranged parallel to the flow direction of the internal flow path 200. As an example, the pin assembly 400 may have a curved shape according to the flow direction. That is, referring to FIG. 1, as the direction of the air flow suddenly changes, the fin assembly 400 may have the shape of a smoothly curved line like a bent flow.
At least a portion of the fin assembly 400 may be curved along the flow direction and may be coupled to a plurality of water cooling tubes 300. The fin assembly 400 may include a plurality of pins arranged in parallel, and at least some of the plurality of fins may have a curved shape facing from the inlet surface to the internal flow path 200.
Forming the fins in a curved shape may result in the lowest flow loss, but may be difficult to manufacture. Accordingly, in the pin assembly 500 according to the second embodiment, the pins are provided in a straight shape and arranged in an overall curved shape, thereby facilitating ease of manufacturing.
Figure 2 shows a second embodiment of the fin assembly 500 of a radiator for an aircraft.
Referring to FIG. 2 , the fin assembly 500 may include a first fin 510 arranged close to the inlet surface, and a second fin 520 arranged close to the internal flow path 200. The longitudinal direction of the first fin 510 and the longitudinal direction of the second fin 520 may be arranged not to be parallel to each other. Fins that are not parallel to each other in the longitudinal direction are not limited to the first pin 510 and the second pin 520, and may be provided in more than two numbers.
The first pin 510 may have a straight shape, and the second pin 520 may have a straight shape. The angle between the inlet surface and the longitudinal direction of the first fin 510 may be greater than the angle between the inlet surface and the longitudinal direction of the second fin 520. That is, as the distance from the inflow surface increases, the plurality of linear fins of the fin assembly 500 gradually change their angle and may be arranged parallel to the direction of the inflow air flow at each position.
Likewise, the water cooling tubes 300 may be composed of a plurality of water cooling tubes 300 and may be arranged perpendicular to the air flow from the air inlet 100 to the internal flow path 200. That is, while the air flow flowing into the air inlet 100 flows in the -Y direction to the internal flow path 200 as shown in FIG. 3, the water cooling tube 300 can be arranged in the X direction perpendicular to the air flow. there is. Alternatively, the water cooling tube 300 may be arranged at a certain angle rather than perpendicular to the incoming flow direction.
As an example, the fin assembly 500 is arranged close to a straight first fin 510 arranged close to the inlet surface and coupled to a plurality of water cooling tubes 300, and an internal flow path 200, It may include a straight second fin 520 coupled to the water cooling tubes, and the first fin 510 and the second fin 520 may be arranged parallel to the flow direction at each position.
In this way, a plurality of linear fins may be provided and arranged to form an overall curved shape with the angle gradually changing along the flow direction.
Figure 3 shows the results of computational flow analysis when the cooling fins are formed in a flat shape. Figure 4 shows the results of computational flow analysis for the case where the cooling fins 410 and 420 of the fin assembly 400 are formed in a straight line. Figure 5 shows the results of computational flow analysis for the case where the cooling fins of the fin assembly 500 are formed in a curved shape according to the flow flow.
Hereinafter, a computational flow analysis for reducing pressure loss of the fin assemblies 400 and 500 of a radiator for an aircraft according to an embodiment will be described.
Using the ANSYS program, a flow analysis was performed by selecting a model for the internal flow path 200 similar to the internal flow path of the nacelle currently being analyzed.
Set the variables as 2 ° slice, standard pressure is 1 atm, inlet flow rate is 2 kg / 180, outlet relative static pressure is 0 Pa, plate thickness: 4 mm, pitch: 10 mm, etc., and tilted in various shapes and angles. The channels of the pin assemblies (400, 500) were simulated.
As a result of performing flow analysis, as shown in FIG. 3, when the cooling fins were formed in the form of a plate, the pressure loss ΔP was 4.43 kPa. On the other hand, as shown in FIG. 4, when the cooling fins 410 and 420 of the fin assembly 400 are formed in a straight line and arranged as two-stage inclined fins, the pressure loss ΔP was obtained as 3.39 kPa. Above all, as shown in FIG. 5, when the cooling fins of the fin assembly 500 were formed in a curved shape according to the flow flow, the pressure loss ΔP was obtained as a whopping 1.91 kPa.
In other words, it was confirmed that the pressure loss of the pin assembly 400 formed in a curved shape was reduced to less than 43% of that of the pin assembly formed in a flat plate shape. In addition, in the case of the pin assembly 400, even if it was formed in a straight line, it was confirmed that the pressure loss was significantly reduced by simply tilting it in two stages.
From the above results, it can be seen that simply by curved the heat sink fins of the radiator, the pressure loss can be significantly reduced, which can be used to reduce the power consumption of the cooling fan (which consumes considerable power), or to achieve more airflow with the same power. can be expected to be able to send .
Through the radiator for an aircraft according to one embodiment, the water cooling tube 300 can be installed in an inclined direction rather than perpendicular to the flow direction.
In the radiator for an aircraft according to one embodiment, the water cooling tube 300 is formed at a certain angle rather than perpendicular to the flow direction into which the water cooling tube 300 flows, so that when placed perpendicular to the flow, the problem of the cross-sectional area being increased and the drag force greatly increasing can be prevented, Energy loss can be minimized.
Through the radiator for an aircraft according to an embodiment, it is possible to prevent a problem in which the pressure difference increases due to a sudden change in the direction of flow.
Through the radiator for an aircraft according to an embodiment, the pressure difference increases drag and reduces the amount of air flowing into the radiator, thereby preventing the problem of deteriorating cooling performance.
A radiator for an aircraft according to one embodiment can prevent problems with flow loss and flow unevenness.
The radiator for an aircraft according to one embodiment can be applied to the air-cooled radiator of the electric propulsion system for aircraft, and as the power level of the electric propulsion system for aircraft increases, it can also be applied to water-cooled cooling, which has a relatively larger cooling capacity than air-cooled cooling of components. .

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이상과 같이 실시예들이 비록 한정된 도면에 의해 설명되었으나, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 상기를 기초로 다양한 기술적 수정 및 변형을 적용할 수 있다. 예를 들어, 설명된 기술들이 설명된 방법과 다른 순서로 수행되거나, 및/또는 설명된 시스템, 구조, 장치, 회로 등의 구성요소들이 설명된 방법과 다른 형태로 결합 또는 조합되거나, 다른 구성요소 또는 균등물에 의하여 대치되거나 치환되더라도 적절한 결과가 달성될 수 있다.Although the embodiments have been described with limited drawings as described above, those skilled in the art can apply various technical modifications and variations based on the above. For example, the described techniques are performed in a different order than the described method, and/or components of the described system, structure, device, circuit, etc. are combined or combined in a different form than the described method, or other components are used. Alternatively, appropriate results may be achieved even if substituted or substituted by an equivalent.

그러므로, 다른 구현들, 다른 실시예들 및 특허청구범위와 균등한 것들도 후술하는 청구범위의 범위에 속한다.Therefore, other implementations, other embodiments, and equivalents of the claims also fall within the scope of the following claims.

미도시: 비행체
미도시: 비행체 본체
100: 공기 유입구
200: 내부 유로
300: 수냉 튜브
400: 제1실시예 핀 조립체
410: 제 1핀
420: 제 2핀
500: 제2 실시예 핀 조립체Not shown: aircraft
Not shown: aircraft body
100: air inlet
200: Internal Euro
300: water cooling tube
400: First embodiment pin assembly
410: 1st pin
420: 2nd pin
500: Second embodiment pin assembly

Claims

aircraft body;
An air inlet provided on at least one side of the outer side of the aircraft body;
an internal flow path having a flow cross-section that forms an angle with the inflow surface of the air inlet;
a water cooling tube disposed between the air inlet and the internal flow path; and
a fin assembly vertically coupled to the water cooling tube;
Including,
At least a portion of the fin assembly is disposed parallel to the flow direction of the internal flow path,
The pin assembly is,
a first fin arranged close to the inlet surface; and
a second fin arranged close to the internal flow path;
Including,
The longitudinal direction of the first pin and the longitudinal direction of the second pin are not parallel,
The first fin has a straight shape, the second fin has a straight shape, and the angle between the inlet surface and the longitudinal direction of the first fin is greater than the angle between the inlet surface and the longitudinal direction of the second fin. big,
Radiator for aircraft.

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According to paragraph 1,
The inlet surface of the air inlet has an area smaller than the flow cross section of the internal flow path,
Radiator for aircraft.

According to paragraph 1,
The water cooling tube is composed of a plurality of tubes and is arranged perpendicular to the air flow from the air inlet to the internal flow path,
Radiator for aircraft.

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